CN110182380A - 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，所述方法包括以下步骤，(1)、根据设计要求指定设计截面内的激波曲线与虚拟激波曲线；(2)、以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，基本流场包括内收缩基本流场与外压缩基本流场；(3)、设计三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影；(4)、设计飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影，在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得乘波体压缩型面，并通过二元平面压缩段两节内外流两部分；(5)、对高超声速乘波飞行器其他部件进行构造完成一体化设计。本发明生成的内外流一体化装置同时发挥了乘波飞行器机体与内转进气道的性能优势。

Description

基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法
技术领域
本发明涉及临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法。
背景技术
临近空间飞行器是目前国际争夺空间技术热点。以美俄为代表的各航空强国均在大力开展高超声速飞行器研制计划。大量研究充分说明，实现高超声速飞行的关键是解决飞机器机体与推进***的一体化设计，而其核心则是飞行器和进气道的一体化。
从目前的研究热点和趋势看，乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未得到高性能且适用于高超声速飞行器与内转进气道的一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体性能的最大化。
由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家Mark Lewis在文献中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。由此可见，目前制约高超声速***总体性能的关键问题是缺乏一种适用于匹配典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法。
发明内容
本发明所要解决的问题是：提供一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，利用本设计方法生成的内外流一体化装置同时发挥了乘波飞行器机体与内转进气道的性能优势。
本发明为解决上述问题所提供的技术方案为：一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，所述方法包括以下步骤，
(1)、根据设计要求指定设计截面内的激波曲线与虚拟激波曲线；
(2)、以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，基本流场包括内收缩基本流场与外压缩基本流场；
(3)、设计三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影，在步骤(2)所述内收缩基本流场中进行逆流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面与三维内转进气道前缘捕获型线；
(4)、设计飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影，在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得乘波体压缩型面，并通过二元平面压缩段两节内外流两部分；
(5)、对高超声速乘波飞行器其他部件进行构造完成一体化设计。
优选的，所述步骤(1)中得到连续的基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线乘波段、基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线内乘波段，随后根据三角关系式获得虚拟激波段，内外流激波曲线依靠曲率半径无穷大二元平面乘波段连续过度，并获取三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心，三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心的方向相反，依靠二元平面乘波段衔接。
优选的，所述步骤(2)中内收缩基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场；外压缩基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场。
优选的，所述步骤(3)中三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影设计为圆形，三维内转进气道前缘捕获型线由出口形状唯一确定。
优选的，所述步骤(4)中飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影采用三次曲线拟合，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线端点处坐标与斜率，基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线虚拟激波段端点处坐标与斜率；之后在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得流线；将所得流线在横向位置上构成流面得到飞行器机体外流部分，该部分与步骤(3)所得的飞行器机体内流部分相连接即构成内外流一体化装置。
优选的，所述步骤(5)中根据已获得三维内转进气道肩部型线等直向下游拉伸能够得到与燃烧室相匹配的圆形出口形状，进而构造燃烧室、尾喷管，生成完整的超燃冲压发动机内流通道，并于垂尾上布置方向舵，于飞行器机体外流部分后缘布置升降舵；最终完成基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计。
与现有技术相比，本发明的优点是：利用本设计方法生成的内外流一体化装置同时发挥了乘波飞行器机体与内转进气道的性能优势。飞行器机体外流部分严格遵守乘波理论的设计要求与方法，因此可以保证具有较高的升阻力特性。飞行器机体内流部分为内转进气道在保证高流量捕获的前提下进一步增大了发动机推力并减小外流阻力，在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠二元平面乘波段，实现内外流两部分的自然过渡，因此内外流两部分之间不存在相互干扰问题，保证了一体化装置在具有高升阻比的同时也具有优异的推进性能。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
图1是基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案设计原理图。
图2是基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案总体结构示意图
图3是基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案内部结构示意图。
图4是基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案左视示意图。
图中的标记为：1表示基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线乘波段、2表示基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线内乘波段、3表示基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线虚拟激波段、4表示三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心、5表示三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心、6表示二元平面乘波段、7表示三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影、8表示三维内转进气道前缘捕获型线、9表示飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影、10表示飞行器机体外流部分、11表示飞行器机体内流部分、12表示垂尾、13表示方向舵、14表示升降舵、15表示三维内转进气道压缩型面、16表示三维内转进气道肩部型线、17表示三维内转进气道唇口型线、18表示二元平面压缩段、19表示燃烧室、20表示尾喷管。
具体实施方式
以下将配合附图及实施例来详细说明本发明的实施方式，藉此对本发明如何应用技术手段来解决技术问题并达成技术功效的实现过程能充分理解并据以实施。
如图2，图3所示，本基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案包括飞行器机体外流部分10、飞行器机体内流部分11、垂尾12、方向舵13、升降舵14、其中飞行器机体内流部分11由三维内转进气道压缩型面15、三维内转进气道肩部型线16、三维内转进气道唇口型线17、燃烧室19与尾喷管20组成。飞行器机体外流部分10、飞行器机体内流部分11依靠二元平面压缩段18连续过度，三维内转进气道压缩型面15于三维内转进气道肩部型线16处转平进入燃烧室19，三维内转进气道唇口型线17位置由设计条件下内转进气道入射激波反射点位置确定。
基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法的主要实施步骤包括：
(1)、根据设计要求指定设计截面内的激波曲线与虚拟激波曲线。得到连续的基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线乘波段1、基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线内乘波段2，随后根据三角关系式获得虚拟激波段3，内外流激波曲线依靠曲率半径无穷大二元平面乘波段6连续过度，并获取三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心4与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心5。三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心4与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心5的方向相反，依靠二元平面乘波段6衔接。
(2)、以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，基本流场包括内收缩基本流场与外压缩基本流场。内收缩基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场；其中外压缩基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场。
(3)、设计三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影7，在步骤(2)所述内收缩基本流场中进行逆流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面15与三维内转进气道前缘捕获型线8，最终获得飞行器机体内流部分11。其中，三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影7设计为圆形，三维内转进气道前缘捕获型线8由出口形状唯一确定。
(4)、设计飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影9，在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得乘波体压缩型面，并通过二元平面压缩段两节内外流两部分。飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影9采用三次曲线拟合，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线8端点处坐标与斜率，基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线虚拟激波段3端点处坐标与斜率。之后在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得流线。将所得流线在横向位置上构成流面得到飞行器机体外流部分10，该部分与步骤(3)所得的飞行器机体内流部分11相连接即构成内外流一体化装置。
(5)、对高超声速乘波飞行器其他部件进行构造完成一体化设计(如方向舵13、升降舵14、燃烧室19、尾喷管20)。根据已获得三维内转进气道肩部型线16等直向下游拉伸能够得到与燃烧室相匹配的圆形出口形状，进而构造燃烧室19、尾喷管20，生成完整的超燃冲压发动机内流通道，并于垂尾上布置方向舵13，于飞行器机体外流部分10后缘布置升降舵14。最终完成基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计。
本发明的有益效果是：利用本设计方法生成的内外流一体化装置同时发挥了乘波飞行器机体与内转进气道的性能优势。飞行器机体外流部分严格遵守乘波理论的设计要求与方法，因此可以保证具有较高的升阻力特性。飞行器机体内流部分为内转进气道在保证高流量捕获的前提下进一步增大了发动机推力并减小外流阻力，在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠二元平面乘波段，实现内外流两部分的自然过渡，因此内外流两部分之间不存在相互干扰问题，保证了一体化装置在具有高升阻比的同时也具有优异的推进性能。
以上仅就本发明的最佳实施例作了说明，但不能理解为是对权利要求的限制。本发明不仅局限于以上实施例，其具体结构允许有变化。凡在本发明独立权利要求的保护范围内所作的各种变化均在本发明保护范围内。

Claims (6)

1.一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤，
(1)、根据设计要求指定设计截面内的激波曲线与虚拟激波曲线；
(2)、以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，基本流场包括内收缩基本流场与外压缩基本流场；
(3)、设计三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影，在步骤(2)所述内收缩基本流场中进行逆流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面与三维内转进气道前缘捕获型线；
(4)、设计飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影，在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得乘波体压缩型面，并通过二元平面压缩段两节内外流两部分；
(5)、对高超声速乘波飞行器其他部件进行构造完成一体化设计。
2.根据权利要求1所述的一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(1)中得到连续的基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线乘波段、基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线内乘波段，随后根据三角关系式获得虚拟激波段，内外流激波曲线依靠曲率半径无穷大二元平面乘波段连续过度，并获取三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心，三维波系乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心的方向相反，依靠二元平面乘波段衔接。
3.根据权利要求1所述的一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(2)中内收缩基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场；外压缩基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场。
4.根据权利要求1所述的一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中三维内转进气道出口形状在设计截面上的投影设计为圆形，三维内转进气道前缘捕获型线由出口形状唯一确定。
5.根据权利要求1所述的一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中飞行器机体前缘捕获型线在设计截面上的投影采用三次曲线拟合，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线端点处坐标与斜率，基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化方案所乘激波曲线虚拟激波段端点处坐标与斜率；之后在步骤(2)所述的外压缩基本流场中进行顺流向流线追踪获得流线；将所得流线在横向位置上构成流面得到飞行器机体外流部分，该部分与步骤(3)所得的飞行器机体内流部分相连接即构成内外流一体化装置。
6.根据权利要求1所述的一种基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(5)中根据已获得三维内转进气道肩部型线等直向下游拉伸能够得到与燃烧室相匹配的圆形出口形状，进而构造燃烧室、尾喷管，生成完整的超燃冲压发动机内流通道，并于垂尾上布置方向舵，于飞行器机体外流部分后缘布置升降舵；最终完成基于典型三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110589010A (zh) * 2019-09-09 2019-12-20 南京航空航天大学 高超声速大装载空间乘波体设计方法
CN111997780A (zh) * 2020-09-02 2020-11-27 南昌航空大学 一种用于交变波瓣喷管的爪型波峰扰流片
CN112324572A (zh) * 2020-11-02 2021-02-05 厦门大学 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法
CN115871913A (zh) * 2023-02-28 2023-03-31 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局及其构建方法

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4194519A (en) * 1964-11-18 1980-03-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Hypersonic modular inlet
CN103963996A (zh) * 2014-05-23 2014-08-06 厦门大学 横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN105205220A (zh) * 2015-08-26 2015-12-30 南京航空航天大学 一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法
CN205366087U (zh) * 2016-03-07 2016-07-06 厦门大学 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置
CN105775158A (zh) * 2016-03-07 2016-07-20 厦门大学 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法
CN106043716A (zh) * 2015-03-16 2016-10-26 波音公司 用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道***前缘缝翼
CN106777828A (zh) * 2017-01-25 2017-05-31 厦门大学 壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法
CN107191272A (zh) * 2017-06-08 2017-09-22 南京航空航天大学 一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法
CN107514311A (zh) * 2017-10-24 2017-12-26 西南科技大学 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
CN108019279A (zh) * 2017-12-07 2018-05-11 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速进气道设计方法
CN109455309A (zh) * 2018-11-19 2019-03-12 厦门大学 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4194519A (en) * 1964-11-18 1980-03-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Hypersonic modular inlet
CN103963996A (zh) * 2014-05-23 2014-08-06 厦门大学 横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN106043716A (zh) * 2015-03-16 2016-10-26 波音公司 用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道***前缘缝翼
CN105205220A (zh) * 2015-08-26 2015-12-30 南京航空航天大学 一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法
CN205366087U (zh) * 2016-03-07 2016-07-06 厦门大学 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置
CN105775158A (zh) * 2016-03-07 2016-07-20 厦门大学 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法
CN106777828A (zh) * 2017-01-25 2017-05-31 厦门大学 壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法
CN107191272A (zh) * 2017-06-08 2017-09-22 南京航空航天大学 一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法
CN107514311A (zh) * 2017-10-24 2017-12-26 西南科技大学 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
CN108019279A (zh) * 2017-12-07 2018-05-11 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速进气道设计方法
CN109455309A (zh) * 2018-11-19 2019-03-12 厦门大学 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110589010A (zh) * 2019-09-09 2019-12-20 南京航空航天大学 高超声速大装载空间乘波体设计方法
CN111997780A (zh) * 2020-09-02 2020-11-27 南昌航空大学 一种用于交变波瓣喷管的爪型波峰扰流片
CN112324572A (zh) * 2020-11-02 2021-02-05 厦门大学 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法
CN112324572B (zh) * 2020-11-02 2021-11-19 厦门大学 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法
CN115871913A (zh) * 2023-02-28 2023-03-31 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局及其构建方法
CN115871913B (zh) * 2023-02-28 2023-06-30 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法

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